DE19958310C2

DE19958310C2 - Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf

Info

Publication number: DE19958310C2
Application number: DE19958310A
Authority: DE
Inventors: Chris Udo Maeding
Original assignee: DaimlerChrysler AG
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 1999-12-03
Filing date: 1999-12-03
Publication date: 2002-01-17
Anticipated expiration: 2019-12-04
Also published as: FR2801936B1; DE19958310A1; JP4430226B2; FR2801936A1; US20010015063A1; US6470670B2; JP2001193565A

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf, mit mindestens einer Zuführung für jeden Flüssigtreibstoff zu einer Brennkammer (14), in dem Hauptstrom (1, 2) der Zuführung vorgesehenen Turbopumpen (3, 4), in einem ersten Nebenstrom (5, 6) angeordneten Gasgenerator (7) zum Antreiben der Turbopumpen (3, 4), Ableitungen (8, 9, 10) zur Abführung der Abgase des Gasgenerators (7), die in den Hauptstrom (1, 2) münden, wobei zumindest ein Teil der Ableitungen (9) stromaufwärts der Turbopumpen (3, 4) in den Hauptstrom (2) zumindest eines der Flüssigtreibstoffe einmünden.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf, wobei mindestens eine Zufüh rung für jeden Flüssigtreibstoff zu einer Brennkammer vorgesehen ist, in den Hauptstrom der Zuführung Turbopumpen eingefügt sind und in einem Neben strom ein Gasgenerator zum Antreiben der Turbopumpen angeordnet ist. Wei terhin sind Ableitungen zur Abführung der Abgase des Gasgenerators vorge sehen, wobei die Ableitungen in den Hauptstrom münden.

Aus dem Stand der Technik sind bereits Raketentriebwerke für Flüssigtreib stoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf oder mit einem offenen Triebwerkskreislauf bekannt. Diese sind beispielsweise in US 5,404,715 A unter Bezugnahme auf Raketentriebwerke mit "direct flow cycle" oder mit "parallel auxiliary flow cycle" beschrieben. Bei dem "direct flow cycle" wie auch bei der vorliegenden Erfindung münden die Ableitungen zur Abführung der Abgase des Gasgenerators in den Hauptstrom ein. Ein vergleichbares Triebwerkskon zept ist auch in US 4,831,818 A beschrieben. Beide Prinzipien aus dem Stand der Technik weisen jedoch bestimmte Nachteile auf. Bekannte Raketentrieb werke mit einem offenen Triebwerkskreislauf weisen zwar eine einfachere Bauweise insbesondere bezüglich der Schnittstelle zwischen den Zuführun gen und der Brennkammer auf, durch eine separate Abführung der Abgase des Gasgenerators kommt es jedoch zu Impulsverlusten, die die Schubleis tung des Raketentriebwerks beeinträchtigen. Eine solche Beeinträchtigung der Schubleistung kann durch Raketentriebwerke mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf nach dem Stand der Technik vermieden werden. Nachtei lig bei den bekannten Konstruktionen ist jedoch, dass eine aufwendige Kon struktion insbesondere im Bereich der Schnittstelle zwischen den Zuführun gen und der Brennkammer erforderlich ist und die entsprechenden Bauteile sehr spezifisch aufeinander abgestimmt werden müssen.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein effektives Raketentrieb werk mit einer vereinfachten Konstruktion bereitzustellen.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des vorliegenden Anspruchs 1. Es ist dabei ein Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem ge schlossenen Triebwerkskreislauf vorgesehen, wobei zumindest ein Teil der Ableitungen zur Abführung der Abgase des Gasgenerators stromaufwärts der Turbopumpen in den Hauptstrom zumindest eines der Flüssigtreibstoffe einmünden. Die Ableitungen werden somit nicht, wie bisher beim Stand der Technik üblich, im Bereich der Brennkammer bzw. des Einspritzkopfes der Brennkammer dem Hauptstrom zugeführt, sondern die Ableitungen werden von der Brennkammer entfernt im Bereich stromaufwärts der Turbopumpen dem Hauptstrom zugeführt, so daß die Ableitungen bei der Gestaltung der Schnittstelle zwischen den Zuleitungen und der Brennkammer nicht berück sichtigt werden müssen. Ist in dem Hauptstrom einer Zuführung nur eine Tur bopumpe vorgesehen, so münden die Ableitungen stromaufwärts dieser Tur bopumpe in den Hauptstrom ein. Es können jedoch in dem Hauptstrom auch mehrere aufeinander folgende Turbopumpen vorgesehen sein. Die Ableitun gen münden dann zumindest stromaufwärts der stromabwärts gesehen letz ten Turbopumpe in den Hauptstrom ein, sie können jedoch auch noch weiter stromaufwärts in den Hauptstrom einmünden, beispielsweise stromaufwärts aller nacheinander angeordneten Turbopumpen.

Der Nebenstrom, der den Gasgenerator mit Treibstoff versorgt, kann aus un terschiedlichen Quellen gespeist werden. Es kann z. B. vorgesehen sein, daß dieser Nebenstrom vom Hauptstrom der Flüssigtreibstoffe abzweigt. Dieses Abzweigen kann an jeder geeigneten Stelle des Hauptstroms erfolgen. Bevor zugt wird vorgesehen, daß der Nebenstrom zur Versorgung des Gasgenera tors stromabwärts der Turbopumpen vom Hauptstrom abzweigt. Man erreicht dadurch, daß der Gasgenerator mit Treibstoff versorgt wird, der bereits unter einem hohen Druck steht. Damit können höhere Drücke für den Bereich des Gasgenerators selbst wie auch für die Abgase des Gasgenerators erzielt werden, was einerseits die Rückführung der Abgase in den Hauptstrom erleich tert und andererseits zu geringeren Impulsverlusten des Raketentriebwerks führt. Es kann aber auch andererseits vorgesehen werden, daß der erste Ne benstrom zumindest teilweise aus separaten Treibstoffquellen gespeist wird, beispielsweise aus separaten Treibstofftanks. Hierbei kann vorgesehen sein, daß der Gasgenerator mit einer anderen Treibstoffzusammensetzung oder grundsätzlich mit anderen Treibstoffen betrieben wird als die Brennkammer des Raketentriebwerks. Ein solches Raketentriebwerk entspricht damit einem Drei- oder Mehrkomponentensystem.

Um den Druck im Hauptstrom der Flüssigtreibstoffe vor den Turbopumpen weiter zu erhöhen, insbesondere, um die notwendigen Druckbedingungen für die Einleitung der Abgase des Gasgenerators zu ermöglichen, ohne daß eine Verdampfung erfolgt, kann vorgesehen werden, daß zumindest einer der Tur bopumpen mindestens eine Verdichterstufe (Boost- oder Jetpumpe) vorge schaltet ist. Die Ableitungen der Abgase des Gasgenerators münden dann bevorzugt im Bereich der Verdichterstufe in den Hauptstrom ein. Um gleich zeitig eine Verbesserung des Kavitationsverhaltens zu erreichen, können zweiflutige Pumpen als Turbopumpen verwendet werden. Die Einleitung der Abgase des Gasgenerators unter Überdruck wirkt sich dabei ebenfalls günstig auf das Kavitationsverhalten aus. Schließlich kann durch eine geeignete An passung der Druck- und Temperaturzustände im Bereich der Einmündung der Ableitungen eine Verdampfung des Flüssigtreibstoffs im Hauptstrom vermie den werden. Außerdem kann das Kavitationsverhalten noch weiter durch eine entsprechende Auslegung der Schaufeln der Turbopumpe verbessert werden, um einer trotz rascher Durchmischung der Abgase des Gasgenerators mit dem Hauptstrom noch unvollständigen Kondensation der Abgase zu begeg nen.

Die Kondensation der Abgase des Gasgenerators im Hauptstrom kann da durch noch erleichtert werden, daß die Temperatur der Abgase vor deren Einleitung in den Hauptstrom abgesenkt wird. Es kann dazu vorgesehen werden, daß die Ableitungen einen Wärmetauscher zur Kühlung der Abgase des Gasgenerators aufweisen. Hierzu können die Ableitungen beispielsweise ei nen thermischen Kontakt zu dem Hauptstrom aufweisen. So können bei spielsweise die Ableitungen mehrfach um den Hauptstrom herumgeführt werden, wobei ein thermischer Kontakt zu den Leitungen des Hauptstroms hergestellt wird. Der kühle Hauptstrom senkt dabei die Temperatur der Abga se des Gasgenerators. Eine zweite Möglichkeit zur Absenkung der Tempera tur der Abgase des Gasgenerators besteht darin, daß aus dem Hauptstrom ein weiterer Nebenstrom abzweigt, der den Ableitungen zugeführt wird. Die Abgase des Gasgenerators werden somit bereits vor der Einleitung in den Hauptstrom mit einer gewissen Menge des gekühlten Flüssigtreibstoffs ver mischt, wodurch die Temperatur der Abgase bereits deutlich abgesenkt wer den kann und eine Kondensation bei der nachfolgenden Einleitung in den Hauptstrom erleichtert wird.

Um die Zündung des Raketentriebwerks während der Startphase zu erleich tern, kann vorgesehen werden, daß die Ableitungen eine Verzweigung mit einem Umschaltventil aufweisen, wobei ein erster Zweig, wie bereits be schrieben, stromaufwärts der Turbopumpen in den Hauptstrom einmündet und ein zweiter Zweig stromabwärts der Turbopumpen in den Hauptstrom einmündet. Während der Startphase kann das Umschaltventil nun so geregelt werden, daß die Abgase zunächst nur stromabwärts der Turbopumpen in den Hauptstrom eingeleitet werden. Hat sich der Betriebszustand des Raketen triebwerks ausreichend stabilisiert, kann eine Umschaltung des Umschaltven tils erfolgen, so daß die Abgase des Gasgenerators nun wieder wie bereits beschrieben stromaufwärts der Turbopumpen in den Hauptstrom eingeleitet werden. Der zweite Zweig wird damit für die Abgase des Gasgenerators ge sperrt.

Ein spezielles Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird nachfo lend anhand der Fig. 1 bis 6 beschrieben.

Es zeigen:

Fig. 1: Raketentriebwerke mit einem offenen bzw. geschlossenen Trieb werkskreislauf nach dem Stand der Technik.

Fig. 2: Erfindungsgemäßes Raketentriebwerk mit geschlossenem Trieb werkskreislauf.

Fig. 3: Raketentriebwerk nach Fig. 2 mit Einleitung der Abgase des Gas generators vor einer Turbopumpe.

Fig. 4: Raketentriebwerk nach Fig. 2 mit einer Einleitung der Abgase im Bereich einer Verdichterstufe und Kühlung der Abgase durch Zufüh rung von Flüssigtreibstoff.

Fig. 5: Raketentriebwerk nach Fig. 2 mit einer Einleitung der Abgase vor einer Turbopumpe und einer separaten Treibstoffquelle für den Gasgenerator.

Fig. 6: Raketentriebwerk nach Fig. 2 mit einer Einleitung der Abgase im Bereich einer Verdichterstufe und einem Wärmetauscher zur Küh lung der Abgase.

Fig. 1a und b zeigen den bekannten Stand der Technik, auf den bereits in der Einleitung eingegangen wurde. Fig. 1a zeigt ein Raketentriebwerk mit einem offenen Triebwerkskreislauf, bei dem in Zuführungen 1 und 2 der Hauptstrom des Flüssigtreibstoffs einer Brennkammer 14 zugeführt wird. In den Zufüh rungen sind Turbopumpen 3, 4 vorgesehen, die zu einer Druckerhöhung in den Flüssigtreibstoffen dienen. Stromabwärts der Turbopumpen 3, 4 zweigt ein Nebenstrom 5, 6 ab, der einem Gasgenerator 7 den zu seinem Betrieb benötigten Treibstoff zuführt. Durch die Abgase des Gasgenerators 7 werden die Turbopumpen 3, 4 angetrieben, die Abgase werden dann durch eine Ableitung 8 abgeleitet, ohne dem Hauptstrom wieder zugeführt zu werden. Die Folge ist somit ein Impulsverlust und damit eine Verringerung der Schubwir kung des Raketentriebwerks.

Fig. 1b zeigt ein Raketentriebwerk mit einem geschlossenen Triebwerks kreislauf, bei dem ebenfalls in die Zuführungen des Hauptstroms 1, 2 Turbo pumpen 3, 4 eingefügt sind, die durch die Abgase eines Gasgenerators 7 an getrieben werden, welcher aus einem Nebenstrom 5, 6 gespeist wird, der aus dem Hauptstrom 1, 2 abzweigt. Die Abgase des Gasgenerators werden nun jedoch nicht separat abgeleitet, sondern sie werden über eine Ableitung 8 dem Hauptstrom wieder zugeführt, so daß keine wesentlichen Impulsverluste auftreten. Wie jedoch aus Fig. 1b deutlich wird, ist eine aufwendigere Konzep tion der Schnittstelle zwischen der Brennkammer 14 und dem Bereich der Zuführung der Flüssigtreibstoffe nötig.

Fig. 2 zeigt die verbesserte, erfindungsgemäße Anordnung für ein Raketen triebwerk für Flüssigtreibstoffe. Hier sind ebenfalls in einem Hauptstrom 1, 2 der Zuführung der Flüssigtreibstoffe Turbopumpen 3, 4 vorgesehen, wobei im vorliegenden Beispiel nach Fig. 2 ein erster Hauptstrom 1 für einen brennba ren flüssigen Treibstoff (Fuel) vorgesehen ist und ein zweiter Hauptstrom 2 zur Zuführung von flüssigem Sauerstoff (Lox) dient. Der Turbopumpe 4 für den flüssigen Sauerstoff ist dabei noch eine Verdichterstufe 11 in Form einer Boostpumpe vorgeschaltet. Stromabwärts der Turbopumpen 3, 4 zweigt aus dem Hauptstrom 1, 2 ein Nebenstrom 5, 6 ab, durch den die Flüssigtreibstof fe einem Gasgenerator 7 zugeführt werden. In dem Gasgenerator 7 erfolgt unter starkem Lox-Überschuß eine Reaktion der flüssigen Treibstoffe mitein ander, wodurch immer noch sauerstoffreiche Abgase entstehen, die die Tur bopumpen 3, 4 antreiben. Die Abgase des Gasgenerators werden durch Ab leitungen 8, 9, 10 abgeleitet. Es führt dabei der erste Teil 8 der Ableitungen zu einer Verzweigung mit einem Umschaltventil 13, bei dem sich die Ablei tungen auf einen ersten Zweig 9 und einem zweiten Zweig 10 aufteilen. Der erste Zweig 9 wird über einen Wärmetauscher 12 geführt und mündet stromaufwärts der Turbopumpe 4 für den flüssigen Sauerstoff im Bereich der Ver dichterstufe 11 in den Hauptstrom für den flüssigen Sauerstoff LOX 2 ein. Die Verdichterstufe 11 schafft die für die Einleitung der Abgase nötigen Druckbe dingungen, wobei eine Verdampfung vermieden wird. Der zweite Zweig 10 mündet stromabwärts der Turbopumpe 4 in den Hauptstrom ein, so daß eine Einleitung der Abgase des Gasgenerators im Bereich unmittelbar vor der Brennkammer 14 erfolgt. Das Umschaltventil 13 ist so ausgelegt, daß es entweder den ersten Zweig 9 oder den zweiten Zweig 10 für die Abgase des Gasgenerators 7 freigibt.

Wie aus Fig. 2 ersichtlich wird, stellt das erfindungsgemäße Raketentriebwerk eine wesentlich einfachere Konstruktion dar, als das Raketentriebwerk nach Fig. 1b, wie es bislang aus dem Stand der Technik bekannt ist. Trotzdem wer den Impulsverluste durch einen geschlossenen Triebwerkskreislauf vermie den.

Fig. 3 zeigt eine Alternative zu der Anordnung nach Fig. 2, wobei die Ablei tung 8 der Abgase des Gasgenerators nun ohne Verzweigung in den Haupt strom 2 einmünden und auf eine Verdichterstufe 11 vor der Turbopumpe 4 verzichtet wurde. Die Ableitungen 8 können dann an jeder geeigneten Stelle in den Hauptstrom 2 einmünden.

Fig. 4 zeigt eine weitere Alternative zum Raketentriebwerk nach Fig. 2, wobei nun wiederum auf eine Verzweigung der Ableitungen 8 verzichtet wurde, je doch zu einer Abkühlung der Abgase des Gasgenerators 7 ein weiterer Ne benstrom 16 vorgesehen wurde, der aus dem Hauptstrom 2 stromabwärts der Turbopumpe 4 abzweigt und der den Ableitungen 8 zugeführt wird. Es werden somit bereits vor einer Einleitung der Abgase des Gasgenerators 7 in den Hauptstrom 2 die Abgase mit einem Teil des flüssigen Treibstoffs, im Fall nach Fig. 4 mit flüssigem Sauerstoff, vermischt und dadurch abgekühlt. Es wird dadurch eine Verbesserung des Kavitationsverhaltens erreicht. Zu einer weiteren Verbesserung des Kavitationsverhaltens wurde die Turbopumpe 4 im Beispiel nach Fig. 4 als zweiflutige Pumpe ausgelegt.

Im Beispiel nach Fig. 5 ist eine weitere Alternative zum Raketentriebwerk nach Fig. 2 dargestellt. Hierbei wird der Nebenstrom 5 zur Versorgung des Gasgenerators 7 aus einer separaten Treibstoffquelle 15 gespeist, die bei spielsweise einen Treibstofftank, im Beispiel nach Fig. 5 für H₂O₂, umfassen kann. Fig. 5 stellt somit ein Dreikomponentensystem dar, das einen flüssigen, brennbaren Treibstoff sowie flüssigen Sauerstoff zum Betrieb der Brennkam mer 14 vorsieht sowie H₂O₂ zum Betrieb des Gasgenerators 7. H₂O₂ wird beim Betrieb des Gasgenerators 7 durch katalytische Zerlegung in seine Hauptbestandteile H₂O und O₂ aufgespalten. Somit bietet H₂O₂ die gleichen Voraussetzungen wie eine oxydatorreiche Verbrennung unter Verwendung von Sauerstoff und einem flüssigen, brennbaren Treibstoff, wie beispielsweise Kohlenwasserstoff.

Fig. 6 schließlich zeigt wiederum eine alternative Anordnung zum Raketen triebwerk nach Fig. 2, wobei nun zur Kühlung der Abgase des Gasgenerators die Ableitungen 8 einen Wärmetauscher 12 aufweisen. Es ist dabei vorgese hen, daß die Ableitungen 8 um den Hauptstrom 2 stromabwärts der Turbo pumpe 4 herumgeführt werden und in einen thermischen Kontakt zum Hauptstrom 2 gebracht werden. Die Abgase des Gasgenerators 7 werden somit durch den kühlen Hauptstrom 2 des flüssigen Sauerstoffs gekühlt. Da durch wird eine Kondensation der Abgase des Gasgenerators 7 nach einer Einleitung in den Hauptstrom 2 erleichtert und somit das Kavitationsverhalten verbessert.

Um die Reaktion des flüssigen, brennbaren Treibstoffs mit dem flüssigen Sauerstoff in der Brennkammer 14 möglichst wenig zu beeinflussen, wird wie bereits beschrieben bevorzugt vorgesehen, daß im Gasgenerator eine starke oxydatorreiche Verbrennung der Treibstoffe erfolgt. Die Verbrennungsproduk te des Gasgenerators und damit die Abgase des Gasgenerators 7 bestehen dann zum überwiegenden Teil aus Sauerstoff. Werden diese Abgase wieder in den Hauptstrom 2 eingeleitet, so wird dadurch die Zusammensetzung des flüssigen Sauerstoffs nicht wesentlich verändert, wodurch das Verbrennungs verhalten in der Brennkammer 14 nicht wesentlich beeinträchtigt wird.

Claims

1. Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf, mit
mindestens einer Zuführung für jeden Flüssigtreibstoff zu einer Brenn kammer (14),
in dem Hauptstrom (1, 2) der Zuführung vorgesehenen Turbopumpen (3, 4),
in einem ersten Nebenstrom (5, 6) angeordneten Gasgenerator (7) zum Antreiben der Turbopumpen (3, 4),
Ableitungen (8, 9, 10) zur Abführung der Abgase des Gasgenerators (7), die in den Hauptstrom (1, 2) münden,
dadurch gekennzeichnet,
daß zumindest ein Teil der Ableitungen (9) stromaufwärts der Turbopumpen (3, 4) in den Hauptstrom (2) zumindest eines der Flüssigtreibstoffe einmün den.

2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Nebenstrom (5, 6) vom Hauptstrom (1, 2) abzweigt.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Nebenstrom (5, 6) stromabwärts der Turbopumpen (3, 4) vom Hauptstrom (1, 2) abzweigt.

4. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Nebenstrom (5, 6) zumindest teilweise aus separaten Treibstoff quellen (15) gespeist wird.

5. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch ge kennzeichnet, daß zumindest einer Turbopumpe (3, 4) mindestens eine Ver dichterstufe (11) vorgeschaltet ist und die Ableitungen (9) im Bereich der Verdichterstufe (11) in den Hauptstrom (1, 2) einmünden.

6. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch ge kennzeichnet, daß die Ableitungen (8, 9, 10) einen Wärmeaustauscher (12) zur Kühlung der Abgase des Gasgenerators (7) aufweisen.

7. Raketentriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Ableitungen (8, 9, 10) einen thermischen Kontakt zu dem Hauptstrom (1, 2) aufweisen.

8. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch ge kennzeichnet, daß aus dem Hauptstrom (1, 2) ein zweiter Nebenstrom (16) abzweigt, der den Ableitungen (8, 9, 10) zugeführt wird.

9. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch ge kennzeichnet, daß die Ableitungen (8, 9, 10) eine Verzweigung mit einem Umschaltventil (13) aufweisen, wobei ein erster Zweig (9) stromaufwärts der Turbopumpen (3, 4) in den Hauptstrom (1, 2) einmündet und ein zweiter Zweig (10) stromabwärts der Turbopumpen (3, 4) in den Hauptstrom (1, 2) einmündet.